CA2585918A1 - Installation motrice pour aeronef a voilure tournante - Google Patents

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Daniel Chaniot
Francois-Xavier Gaulmin
Lionel Iraudo
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Airbus Helicopters SAS
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    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B64C27/14—Direct drive between power plant and rotor hub
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes

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Abstract

La présente invention concerne une installation motrice (18) comprenant au moins un turbomoteur (8) en arrière d'une boîte de transmission (7) pour entraîner un rotor (3) d'un aéronef à voilure tournante (1), le corps de l'entrée d'air (20) du turbomoteur (8) présentant une première extrémité (21) débouchant dans l'atmosphère ambiante en avant du turbomoteur et une seconde extrémité (22), liée au turbomoteur, dans la zone la plus en arrière de ce dernier.

Claims (12)

1. Installation motrice (18) comprenant au moins un turbomoteur (8) pour entraîner par l'intermédiaire d'un arbre rotor (6) et d'une boîte de transmission principale (7) un rotor principal (3) d'un aéronef à voilure tournante (1), notamment un hélicoptère, ce turbomoteur (8) étant disposé sensiblement suivant le sens longitudinal, confondu ou parallèle à l'axe longitudinal X de l'aéronef (1), et en arrière de la boîte de transmission principale (7), par rapport à la direction longitudinale de l'axe X de sorte que :

- la boîte de transmission principale (7) est entraînée en rotation par un arbre de transmission de puissance (10) lié à la turbine libre (11) du turbomoteur (8), - la turbine libre (11) est entraînée en rotation par le générateur de gaz (30) du turbomoteur (8), alimenté en air par un corps d'entrée d'air (20), - les gaz chauds sont éjectés par une tuyère (15), caractérisée en ce que ledit corps d'entrée d'air (20) est sensiblement parallèle au turbomoteur (8) de manière que d'une part sa première extrémité (21) débouchant dans l'atmosphère ambiante est située en avant de la tuyère d'éjection des gaz chauds (15), sensiblement dans le plan transversal Y,Z passant par l'arbre (6) du rotor principal (3) et d'autre part, sa deuxième extrémité (22), correspondant à sa fixation au turbomoteur (8), est située sensiblement au niveau de la zone du turbomoteur (8) la plus en arrière par rapport au sens longitudinal X.
2. Installation motrice (18) selon la revendication 1, caractérisée en ce que le corps d'entrée d'air (20) est allongé et d'une longueur L supérieure à la longueur I du turbomoteur (8).
3. Installation motrice (18) selon l'une quelconque des revendications 1 ou 2, caractérisée en ce que la deuxième extrémité (22) du corps d'entrée d'air (20) est une chambre de tranquilisation (23) de l'air aspiré, de forme sensiblement annulaire de façon à entourer ledit turbomoteur (8) et son propre orifice d'alimentation en air.
4. Installation motrice (18) selon l'une quelconque des revendications précédentes, caractérisée en ce que la distance d entre la première extrémité
(21) du corps d'entrée d'air et la sortie (16) de la tuyère (15) d'éjection des gaz chauds est de l'ordre de 1,5 mètre.
5. Installation motrice (18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 3, caractérisée en ce que la distance d entre la première extrémité
(21) du corps d'entrée d'air et la sortie (16) de la tuyère (15) d'éjection des gaz chauds est sensiblement égale à la longueur I
du turbomoteur.
6. Installation motrice (18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 5, caractérisée en ce que la section de passage d'air du corps d'entrée d'air (20) est inférieure à la section de passage des gaz chauds de la tuyère (15).
7. Installation motrice (18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 6, caractérisée en ce que le corps d'entrée d'air (20) est réalisé en matériaux composites.
8. Installation motrice (18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que le corps d'entrée d'air (20) est situé au-dessus du turbomoteur (8) et en ce que la sortie (16) de la tuyère d'éjection des gaz chauds (15) débouche de façon latérale vers l'extérieur de l'hélicoptère (1), étant sensiblement parallèle à l'axe transversal Y, soit vers la coordonnée Y positive, soit vers la coordonnée Y négative.
9. Installation motrice (18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 7, caractérisée en ce que le corps de l'entrée d'air (20) est situé
sensiblement de façon latérale, à côté du turbomoteur (8) et en ce que la sortie (16) de la tuyère d'éjection des gaz chauds (15) débouche sensiblement vers le haut, soit vers la coordonnée Z
positive.
10. Installation motrice (18) selon la revendication 9, caractérisée en ce que dans le cas d'un hélicoptère (1) bimoteur, les corps de l'entrée d'air (20) de chaque turbomoteur (8) sont disposés respectivement latéralement vers la gauche du turbomoteur gauche et vers la droite du turbomoteur droit.
11. Installation motrice (18) selon la revendication 9, caractérisée en ce que dans le cas d'un hélicoptère (1) bimoteur, les corps de l'entrée d'air (20) de chaque turbomoteur (8) sont disposés latéralement respectivement vers la droite du turbomoteur gauche et vers la gauche du turbomoteur droit.
12. Installation motrice (18) selon l'une quelconque des revendications 1 à 11, caractérisée en ce que chaque installation motrice (18) est disposée dans un compartiment individuel comprenant un seul turbomoteur (8) et un seul équipement de ventilation et de drainage, de détection d'incendie et de lutte contre le feu.
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Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2961260B1 (fr) * 2010-06-15 2014-05-02 Turbomeca Architecture de turbomoteur non lubrifie
US8935926B2 (en) 2010-10-28 2015-01-20 United Technologies Corporation Centrifugal compressor with bleed flow splitter for a gas turbine engine
EP2500269A1 (fr) * 2011-03-18 2012-09-19 AGUSTAWESTLAND S.p.A. Avion capable de vol stationnaire
EP2853493B1 (fr) 2013-09-30 2016-08-10 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Hélicoptère doté de prises d'air de moteur
US9574497B2 (en) * 2013-10-08 2017-02-21 Bell Helicopter Textron Inc. Engine mounted inlet plenum for a rotorcraft
EP2868896A1 (fr) * 2013-11-05 2015-05-06 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Turbomachine avec dispositif de récupération d'énergie, dispositif de récupération d'énergie et procédé de récupération d'énergie
CN105882956B (zh) * 2014-12-24 2018-03-02 空客直升机 模块化动力设备以及设有升力旋翼的飞行器
US20180087639A1 (en) * 2016-09-23 2018-03-29 Bell Helicopter Textron Inc. High Speed Engine Reduction Gearboxes
CN106828906A (zh) * 2017-03-27 2017-06-13 必扬星环（北京）航空科技有限公司 双发涡轮轴动力无人直升机
CN108238259A (zh) * 2018-02-08 2018-07-03 天津曙光天成科技有限公司 一种动力装置及无人直升机

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3002710A (en) * 1956-05-15 1961-10-03 Sud Aviation Helicopters
GB864540A (en) * 1957-12-12 1961-04-06 Napier & Son Ltd Turbine-propeller power units for aircraft
FR1325704A (fr) * 1962-03-14 1963-05-03 Sud Aviation Perfectionnement apporté aux boîtes de transmission pour hélicoptères monorotor à plusieurs turbines
US4216924A (en) * 1978-12-20 1980-08-12 United Technologies Corporation Helicopter
US4456458A (en) * 1982-09-20 1984-06-26 The De Havilland Aircraft Of Canada, Limited Air intake system for engine
US4531694A (en) * 1982-10-18 1985-07-30 Soloy Conversions, Ltd. Turbine engine drive and mounting assembly for fixed wing aircraft
IT1183880B (it) * 1985-06-07 1987-10-22 Agusta Aeronaut Costr Elicottero con gruppo propulsore a turbina provvisto di dispositivo mascheratore di scarico
FI73386C (fi) 1985-09-25 1987-10-09 Wihuri Oy En stark aongsteriliserbar maongskiktsfolie och daerav framstaellda foerpackningar foer fysiologiska loesningar.
US5697394A (en) * 1993-03-02 1997-12-16 United Technologies Corporation Low observable engine air inlet system
GB2313580B (en) * 1996-05-31 2000-02-23 Astovl Limited An aircraft power plant
US6302356B1 (en) * 1998-08-21 2001-10-16 Rolls-Royce Corporation Helicopter two stage main reduction gearbox
US20050056724A1 (en) * 2003-09-11 2005-03-17 Safe Flight Instrument Corporation Helicopter turbine engine protection system
US7192462B2 (en) * 2004-04-14 2007-03-20 Aerospace Filtration Systems, Inc. Engine air filter and sealing system

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